美国第三次太空战演习以战术作战为重点

2005年2月4～11日,美国空军在内华达州NeliS空军基地进行了第3次“施里弗”太空战模拟演习,再次演示验证了卫星在美国军事作战中的重要作用。     

折射式二次聚光太阳能热推力器性能预示

针对折射式二次聚光太阳能热推力器,给出了太阳能热推力器(STP)性能预示的工程算法。计算结果表明,以氢气为工质,STP具有比冲较高(7500N·s/kg),推力范围宽(0.6～50N)的特点,并分析了聚光器的聚光比、太阳辐射能通量密度和工质气体的流量对STP性能的影响,得出了参数间的变化关系,为STP设计参数的选取和进一步研究提供了重要参考。     

上面级快速星图匹配算法研究

现有星图匹配算法存在搜索时间慢、算法实时性差的问题。为了满足上面级实时性的要求,文章采用K矢量查找算法来提高查找快速性,选择星对角矩作为星图匹配的特征量,构造星对角矩矢量,采用星棱锥星图匹配算法进行星图识别。最后采用上下位机的形式进行仿真分析,结果表明采用该星棱锥快速星图匹配算法成功率在99%以上,识别时间最长约为100ms,平均时间在15ms以内。该算法能够满足上面级对匹配算法快速性和高精度的要求。     

星敏感器瞬态效应仿真及抗干扰算法

分析星敏感器在南大西洋异常区(south atlantic anomaly,SAA)工作异常的机理,建立空间粒子干扰仿真模型;并在此基础上,提出星点甄别和帧间比对两种抗空间粒子干扰算法.仿真结果表明,SAA环境下采用改进后的算法,星敏感器在捕获和跟踪模式下其识别成功率高、耗时少,空间辐射环境适用性较强.     

暗物质粒子探测卫星的集中式载荷管理系统

暗物质粒子探测卫星有效载荷由4种探测器组成,探测器的电子学前端共有28台设备.针对载荷设备数量多、接口复杂的特点,设计了一种通过载荷数管系统进行集中式载荷管理的方案,实现对探测器电子学前端的遥测、遥控、数据采集和二次电源供配电.同时,载荷数管系统具有大容量数据存储和高速数据复接功能,可分区存储科学数据和工程参数,在进入地面接收站时,将存储的科学数据和工程参数组成符合CCSDS协议的传输帧,经RS编码和加扰后发送给数传发射机.解决了突发式、多信源科学数据采集、存储,探测器在轨自主探测管理,大功率、低噪声二次电源配电等关键技术.该系统经过了在轨考核验证,结果表明控制和信息体系合理,自主探测管理和健康管理措施有效.      

平流层爆发性增温期间大气变化特性的COSMIC掩星观测

利用高精度和高垂直分辨率的COSMIC掩星观测资料, 详细深入分析了2007年冬---2008年春平流层爆发性增温(SSW)期间10~60 km高度范围内大气的变化特性, 尤其是上平流层和低中间层大气的变化特性. 结果表明, 在SSW过程中, 温度场、风场和剩余环流都发生了明显的变化. 根据温度在主增温前和主增温盛期的变化特性, 在水平方向, 大约以55oN为界, 在垂直方向, 大约以42 km为界, 可以将温度场在纬度-高度的分布分为4个区域: 高纬下层增温区, 增温幅度约高达25 K; 高纬上层降温区, 降温幅度约达30\,K; 中纬下层降温区, 降温幅度约为几K; 中纬上层增温区, 增温也约为几K. SSW期间上下层大气纬向风场的变化规律基本相同. 在纬度方向以45oN为界, 45oN以北地区的西风减弱东风增强, 风场变化高达50 m/s; 45oN以南地区西风增强东风减弱, 变化幅度比较小, 约10 m/s. 在2008年1月下旬到2月底, 大气温度和纬向风有明显的振荡现象, 周期约为12天. 剩余环流的环流圈在SSW期间会发生反转, 由此也表明, SSW期间大气中物质的输运方向也会发生改变.      

非牛顿流体射流雾化特性研究进展

本文总结了有关非牛顿流体射流雾化特性的研究进展。首先,阐述了预测非牛顿液体射流初次雾化失稳特性的理论方法,介绍了有关非牛顿流体射流初次雾化的实验现象和特性参数。当射流初次雾化的过程结束后,破碎产生的液滴会在高速气流中发生二次雾化。随后,总结了国内外有关非牛顿流体液滴二次雾化实验研究的相关进展。分析了液滴二次雾化的实验现象,总结了不同种类液滴二次雾化过程中所研究特性参数,如破碎模态、临界韦伯数和初始变形时间等随来流气体参数之间的关系,并介绍了基于液滴二次雾化物理过程所建立的预测喷雾场液滴平均粒径的雾化模型。最后,基于目前的研究现状,给出了非牛顿液体射流初次雾化和二次雾化实验研究的后续重点研究方向及建议。     

下游喉道对双喉道气动矢量喷管气动性能的影响

数值模拟研究了下游喉道高度H对二维双喉道气动矢量喷管(DTN)所能达到的最大矢量角的影响,并分析了不同H时喷管腔内流动的发展规律.结果表明:H对喷管推力矢量角影响较大,尤其是H大于1与H小于1的喷管腔内会出现不同的主流发展过程.当喷管腔内主流刚好发展为完全超声速,下游喉道处声速线消失时,可以获得它在所给工况下可能达到的最大矢量角;并且H大于1时可以在较少的二次流百分比下就可以达到最大矢量角,而H小于1时则需要在较高的二次流百分比下才能达到,但其最大矢量角明显大于H大于1的喷管所能达到的最大矢量角.      

等质量立体五星库仑编队飞行的分析与控制

分析了立体五星编队在静电力和万有引力作用下的静态构型。分别讨论了五星编队在共线和平面情况下的静态构型,着重研究了五星构成立体双直角六棱锥构型时各个卫星所带的静电荷量。由于地球同步轨道的卫星所受到的作用力不仅是万有引力与静电库仑力,还有空气阻力等摄动力,因此只有对其施加控制,卫星才能在静态平衡点保持编队构型的稳定性。本文采用线性二次型最优控制方法来保持编队的静态构型稳定,并通过Matlab实现了五星立体库伦编队飞行控制仿真。